用于涡轮发动机的翼型件制造技术

本发明专利技术涉及用于涡轮发动机的翼型件，具体而言，涉及一种通过利用设置在发动机部件壁(112)上的一个或更多离散的突起(134)最小化对于涡轮发动机(10)的发动机重量的方法和装置。该壁(112)可具有标称厚度(142)来减小发动机重量，同时该突起(134)可提供增大的分离的厚度，以提供一个或更多冷却孔(136)。在突起(134)处的增大的厚度提供了增大的厚度来提供充分的长度(162)，从而增大冷却孔(136)效力。

Airfoil for turboengine

The invention relates to an airfoil for a turbine engine, in particular to a method and device for minimizing the weight of the engine for a turbine engine (10) by using one or more discrete projections (134) on the engine component wall (112). The wall (112) can have nominal thickness (142) to reduce the weight of the engine, and the protrusion (134) can provide an increased separation thickness to provide one or more cooling holes (136). The increased thickness at the protuberance (134) provides an increased thickness to provide a full length (162), thereby increasing the effect of the cooling hole (136).

【技术实现步骤摘要】
用于涡轮发动机的翼型件

技术介绍
涡轮发动机，并且特别是气体或燃烧涡轮发动机，是从穿过发动机到多个旋转涡轮叶片上的燃烧气体流提取能量的旋转机械。用于飞机的涡轮发动机常设计成在高温下运行，以最大化发动机效率，因此某些发动机部件的冷却会是有益或必需的。典型地，冷却通过从高压和/或低压压缩机导引较冷的空气到需要冷却的发动机部件而实现。高压涡轮中的温度可为1000℃到2000℃，而来自压缩机的冷却空气可在500℃到700℃左右。虽然压缩机空气是高温的，但是它相对于涡轮空气较冷，并且可以用来冷却涡轮。当代的发动机部件，比方说旋转叶片，必然占总发动机重量的一部分。为了增加发动机效率，降低这些发动机部件的重量是期望的。降低发动机部件的重量例如可以通过对这些部件采用较薄的壁来实现。然而，较薄的壁包括薄膜孔可穿过其延伸的减小的体积，这会降低薄膜孔的效力。因此，期望的是对于发动机部件采用较薄的壁来减小系统重量，同时给薄膜孔提供充分的长度来保持冷却效力。
技术实现思路
一方面，本专利技术的实施例涉及用于涡轮发动机的部件，其产生热燃烧气体流，并且提供限定冷却流体流的冷却流体流，包括将热燃烧气体流与冷却流体流分开的壁。该壁包括面向热燃烧气体流的热表面和面向冷却流体流的冷表面，具有标称厚度。该部件还包括从冷表面延伸的至少一个局部化的、辐射状的突起，以及延伸穿过该突起和壁的薄膜孔。薄膜孔具有大于壁的标称厚度的长度。另一方面，本专利技术的实施例涉及用于涡轮发动机的翼型件，包括具有靠近第一流体流的第一侧和靠近第二流体流的第二侧，具有标称厚度。该部件还包括从该壁延伸的至少一个局部化的、辐射状的突起，以及延伸穿过该突起和壁、具有大于该壁的标称厚度的长度的薄膜孔。在又另一个方面，本专利技术的实施例涉及冷却具有冷表面的发动机部件的方法。该方法包括使冷却流体流沿着冷表面通过，并穿过从冷表面延伸的突起中的薄膜孔提供至少一部分冷却流体流。技术方案1.一种用于涡轮发动机的部件，且所述涡轮发动机产生热燃烧气体流并提供冷却流体流，所述部件包括：具有标称厚度的壁，所述壁将所述热燃烧气体流与所述冷却流体流隔开，具有面向所述热燃烧气体流的热表面和面向所述冷却流体流的冷表面；至少一个局部化的、从所述冷表面延伸的突起；以及延伸穿过所述突起和所述壁的薄膜孔，具有大于所述壁的标称厚度的长度。技术方案2.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔相对于所述热表面和所述冷表面之间的局部法线成角度。技术方案3.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔是非线性的。技术方案4.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔包括入口和出口，具有将所述入口连接到所述出口的通道。技术方案5.如技术方案4所述的部件，其特征在于，所述入口、所述出口或所述通道的至少其中一个是成形的。技术方案6.如技术方案4所述的部件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述入口被设置在所述上游侧上。技术方案7.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度为所述标称厚度的至少50%。技术方案8.如技术方案7所述的部件，其特征在于，所述高度为所述标称厚度的至少100%。技术方案9.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起关于平行于所述部件内所述冷却流体流的方向的轴线是对称的。技术方案10.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度是所述薄膜孔的长度、直径或长度对直径比值的其中一个的函数。技术方案11.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述薄膜孔被设置在所述上游侧上。技术方案12.如技术方案1所述的部件，其特征在于，至少一个突起包括凹陷。技术方案13.如技术方案12所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔设置在所述凹陷中。技术方案14.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述标称厚度是热负载、振动力、流体流之间的压力差、或者对于所述部件制造商要求的负载的至少其中一个的函数。技术方案15.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起通过增量制造形成。技术方案16.如技术方案1所述的部件，其特征在于，所述突起是圆形、圆锥形、截头圆锥形或非直线形的其中一种。技术方案17.如技术方案1所述的部件，其特征在于，在至少一个突起中设置了一个薄膜孔。技术方案18.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：壁，其具有靠近第一流体流的第一侧和靠近第二流体流的第二侧，并具有标称厚度；至少一个局部化的、从所述壁延伸的突起；以及延伸穿过所述突起和所述壁的冷却孔，具有大于所述壁的标称厚度的长度。技术方案19.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述第一侧是所述翼型件的内表面，而所述突起设置在所述第一侧上。技术方案20.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述壁是所述翼型件的肋。技术方案21.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述冷却孔包括入口和出口，具有将所述入口连接到所述出口的通道。技术方案22.如技术方案21所述的翼型件，其特征在于，所述入口、所述出口或所述通道的至少其中一个是成形的。技术方案23.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括上游侧和下游侧，所述入口被设置在所述上游侧上。技术方案24.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度为所述标称厚度的至少50%。技术方案25.如技术方案24所述的翼型件，其特征在于，所述高度为所述标称厚度的至少100%。技术方案26.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起包括高度，且所述高度是所述冷却孔的长度、直径或长度对直径比值的其中一个的函数。技术方案27.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，至少一个突起包括凹陷。技术方案28.如技术方案27所述的翼型件，其特征在于，所述冷却孔设置在所述凹陷中。技术方案29.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述标称厚度是热负载、振动力、第一和第二流体之间的压力差、或者对于所述翼型件制造商要求的负载的至少其中一个的函数。技术方案30.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起通过增量制造形成。技术方案31.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，所述突起是圆形、圆锥形、截头圆锥形或非直线形的其中一种。技术方案32.如技术方案18所述的翼型件，其特征在于，在至少一个突起中设置了一个薄膜孔。技术方案33.一种冷却具有热表面和冷表面的发动机部件的方法，包括：使冷却流体流沿着所述冷表面通过；以及通过从所述冷表面延伸的局部化的突起中的薄膜孔提供所述冷却流体流的至少一部分。技术方案34.如技术方案33所述的方法，其特征在于，提供所述冷却流体流的至少一部分包括在将所述冷却流体流提供给所述薄膜孔之前，通过所述突起中的凹陷提供所述冷却流体流的所述部分。技术方案35.如技术方案34所述的方法，其特征在于，通过所述凹陷提供所述冷却流体流的所述部分最小化灰尘累积。附图说明在附图中：图1是用于飞机的燃气涡轮发动机的示意性横截面图解。图2是图1的燃气涡轮发动机的翼型件的等距视图。图3是图2的翼型件的横截面视图，翼型件具有包括带有薄膜孔的突起的壁。图4是具有带有薄膜孔的突起的壁的透视图，薄膜孔延伸穿过突起和壁。图5是图4的壁的横截面视图，图本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于涡轮发动机(10)的部件，且所述涡轮发动机(10)产生热燃烧气体流(H)并提供冷却流体流(C)，所述部件包括：具有标称厚度(142)的壁(112)，其将所述热燃烧气体流(H)与所述冷却流体流(C)隔开，具有面向所述热燃烧气体流(H)的热表面(146)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(144)；至少一个局部化的、从所述冷表面(144)延伸的突起(134)；以及延伸穿过所述突起(134)和所述壁(112)的薄膜孔(136)，具有大于所述壁(112)的标称厚度(142)的长度。

【技术特征摘要】
2016.04.26 US 15/1386241.一种用于涡轮发动机(10)的部件，且所述涡轮发动机(10)产生热燃烧气体流(H)并提供冷却流体流(C)，所述部件包括：具有标称厚度(142)的壁(112)，其将所述热燃烧气体流(H)与所述冷却流体流(C)隔开，具有面向所述热燃烧气体流(H)的热表面(146)和面向所述冷却流体流(C)的冷表面(144)；至少一个局部化的、从所述冷表面(144)延伸的突起(134)；以及延伸穿过所述突起(134)和所述壁(112)的薄膜孔(136)，具有大于所述壁(112)的标称厚度(142)的长度。2.如权利要求1所述的部件，其特征在于，所述薄膜孔(136)包括入口(150)和出口(152)，具有将所述入口(150)连接到所述出口(152)的通道(154)。3.如权利要求2所述的部件，其特征在于，所述入口(150)、所述出口(152)或所述通道(154)的至少...

【专利技术属性】
技术研发人员：DG科尼策尔，RS班克，RD布里格斯，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US